【摘 要】
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在发动机设计过程中,多采用一维方法与多维方法相结合的办法,那么就需要一种由多维非均匀参数得到一维平均参数的方法将二者进行衔接。本文简单介绍了设计过程中广泛使用的流量加权平均和面积加权平均方法,并且以广延量,如流量G,总冲量I,总焓Ht,面积A和熵S(广义守恒)守恒作为原则,再结合焓温关系式h=h(T),介绍了一种新的由非均匀参数得到一维参数的平均方法,最后将3种平均方法进行对比,说明基于流量加权平
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在发动机设计过程中,多采用一维方法与多维方法相结合的办法,那么就需要一种由多维非均匀参数得到一维平均参数的方法将二者进行衔接。本文简单介绍了设计过程中广泛使用的流量加权平均和面积加权平均方法,并且以广延量,如流量G,总冲量I,总焓Ht,面积A和熵S(广义守恒)守恒作为原则,再结合焓温关系式h=h(T),介绍了一种新的由非均匀参数得到一维参数的平均方法,最后将3种平均方法进行对比,说明基于流量加权平均和面积加权平均方法的不能满足广延量守恒这一要求,不能反应实质,而新的平均方法可以很好的解决这一问题。
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目前,超燃冲压发动机进气道试验很大部分在脉冲风洞中进行.风洞的起动过程有可能和进气道起动非定常过程相互耦合,从而造成地面试验与高空飞行偏差,导致飞行器高空实际飞行时进气道不起动.因此,分析高超声速进气道脉冲起动过程中激波、分离泡的非定常运动变化规律,对于揭示进气道起动机理、正确预测进气道起动能力、改善进气道起动性能具有重要意义.本文对某典型二维三楔高超声速进气道分别进行了理论计算和非定常数值模拟.
在超声速飞行的飞行器及其动力装置的各个部分中,都伴随着激波和激波反射现象,这些现象的出现对飞行器及其动力装置的性能有重要影响。激波反射现象是气体动力学的重要研究内容。理论上,激波反射现象会呈现出丰富的形态。各种激波反射的稳定性,不同激波反射类型之间的相互转变和迟滞现象等都是气体动力学的研究对象。本文以超声速无黏气流在双楔块结构中流动时出现的激波反射现象为研究对象,在改变来流马赫数时,会出现3种反射
在各种类型导弹的攻防过程中,拦截弹的成功率是当前十分关心的问题。以美国导弹防御系统为例,拦截过程可以大致分为3个阶段：初制导段、中制导段、末制导段。如图1所示,拦截弹的成功率取决于绿、蓝、黄3个圆筒的半径,初、中、末制导段所允许的最大交班误差,以末制导段所允许的最大交班误差L3最为重要。给定进攻弹条件,L3越大,拦截成功率越大。
高超声速飞行器是指在大气层内实现高超声速机动飞行的飞行器,其中热防护系统对于高超声速飞行器是不可或缺的。在飞行马赫数8的条件下,超燃冲压发动机壁面热流达到5 MW/m2,燃气总温超过3 000 K,对于这样的高温环境,远距离飞行、长时间工作的发动机,需要对燃烧室等部件采取主动热防护技术以保证其正常工作。以吸热碳氢燃料(比如航空煤油)作为冷却剂的再生冷却技术是高超声速飞行器主动冷却的方式之一。由于高
理论分析表明，以吸气式发动机为动力的高超声速巡航飞行性能，在巡航速度和助推火箭性能一定的情况下，主要取决于飞行器的升阻比和巡航发动机比冲的乘积，即CL/D×Isp.由于此类飞行器的气动性能，如升力、阻力等，与发动机的性能如推力和燃料比冲等，密切相关，两者之间是强耦合的，故本文采取一体化的观点，尝试建立CL/D×Isp与主要影响因素之间的关系，以及推阻平衡的条件等.首先，将高超声速吸气式飞行器划分为
本文研究高度100 km附近高超飞行器的紫外辐射特性.分别考虑两种情况,外形均为半径10cm的圆球.第一种情况,来自美国弓形激波紫外辐射第二次飞行试验(BSUV),飞行速度约5.1 km/s,高度80～100km；第二种情况,来流速度7.5 km/s,高度100～130km.在上述高度范围内,圆球周围流动是稀薄、非平衡的,故采用直接模拟Monte Carlo (DSMC)方法.计算程序是我们自己编
湍流与激波间断广泛存在于各类高速可压缩流动中，高精度激波捕获格式是开展高速流动大涡模拟的重要前提条件。本文在原加权紧致非线性格式(WCNS)的基础上，实现了一种高效的激波间断限制器，在保证WCNS格式稳定性的基础上，计算效率和湍流分辨精度得到明显改善；结合紧致格式高效、高精度的特点，通过自适应激波滤波器和局部高阶黏性项，实现了紧致格式对湍流/激波共存流动问题的计算。数值测试表明，在湍流平滑区保持了
本文利用CFD模拟与特征线法相结合的方法，发展了一种进气道前缘钝化后激波位置及流场参数的快速计算方法，并用于进气道前体设计。利用该方法设计了一种两级锥前缘钝化轴对称进气道。以该进气道为基准，利用二维轴对称黏性CFD模拟，变化前缘钝化半径；开展前缘钝化对轴对称进气道性能参数及起动特性等流动特性影响研究。给出前缘钝化半径对于进气道流动特性影响的评估。
超燃冲压发动机的热防护始终是高超声速飞行器的关键技术之一.作为发动机核心部件的燃烧室,其热环境最为恶劣.对于马赫6的飞行条件,燃烧室内燃气的总温接近3 000K,壁面热流局部高达2～5 MW/m2.采用机载燃料作为冷却剂,导入燃烧室固壁内的冷却通道,利用对流换热和裂解化学吸热机制吸收热量、降低壁温,是一种公认的有效热防护方法.在冷却结构的设计中,能否获得详细的热载荷分布显得至关重要.由于超声速燃烧
本文利用空间发展的DNS数据,分析了马赫数为2.25,5,6和8的平板湍流边界层的热传导特性,及其对温度速度关系的影响.结果表明,当壁面温度取为近似恢复温度时,来流马赫数的变化对经典雷诺比拟影响不大；当马赫数达到8时,在强冷壁条件(Tw/Tr=0.18)下,边界层内存在较强的热流,经典的雷诺比拟已不再成立,各种改进的雷诺比拟在近壁出现振荡,也不再成立,本文给出了一种新修正的强雷诺比拟关系,较好地克